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[发明专利]捆绑火箭固体助推器精确调整安装装置及安装方法-CN202310934648.5在审
发明人：董文丰;向长征;曾玉琴;赵志杰;何庆;袁菲;刘振东;宁国富 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-07-28 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明涉及捆绑火箭固体助推器精确调整安装装置及安装方法，装置包括助推器尾部精确调整安装装置和助推器前部精确调整安装装置；助推器尾部精确调整安装装置包括拉绳、拉力换向装置和拉力放大装置；拉力换向装置和拉力放大装置均与拉绳连接，拉绳一端连接于固体助推器尾部，拉绳另一端为施加拉力端；助推器前部精确调整安装装置为可伸缩连杆，可伸缩连杆的两端分别与助推器前部和芯级连接。助推器位置粗调到位后，通过拉力换向装置与拉力放大装置实现助推器尾部位置的精确调整，直至后捆绑机构实现助推与芯级的对接安装；通过两个助推器前部精确调整安装装置进行助推器前部位置精调，逐一连接助推与芯级间的连杆，实现助推器前部与芯级的安装。
捆绑火箭固体助推器精确调整安装装置方法

[发明专利]一种固体捆绑火箭地面分离试验方法-CN202310389899.X在审
发明人：曾玉琴;洪刚;向长征;赵志杰;董文丰;何庆;胡泽中;宁国富 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-04-12 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： F42B35/00 文献下载
摘要：一种固体捆绑火箭地面分离试验方法，所述地面分离试验中分离助推器竖直采用状态进行分离试验考核，试验箭体包括分离助推器、相邻两侧的不分离助推器和模拟芯级，其特征在于，包括：首先完成分离助推器质量特性测量和地面分离试验仿真预示；然后布置地面防护区域，芯级及助推模拟件安装，助推试验件安装；再完成分离火工品及传感器安装，完成产品状态及地面测试系统联合调试、口令合练及状态确认；最后进行点火试验，试验结束完成试验后处理及数据结果分析。
一种固体捆绑火箭地面分离试验方法

[发明专利]一种中低轨航天器部署任务模式优化设计方法-CN202211617015.3有效
发明人：周城宏;杨帆;杨赧;宁国富 -专利权人：中国人民解放军63921部队
申请日： 2022-12-16 - 公布日： 2023-06-16 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：一种中低轨航天器部署任务模式优化设计方法，方法包括：计算运载火箭对应目标轨道的第一运载能力；计算运载火箭在至少一个过渡轨道下的第二运载能力，计算航天器从过渡轨道向目标轨道转移的速度增量；根据第二运载能力以及速度增量，计算经过全部过渡轨道转移到目标轨道后的第三运载能力；判断第三运载能力是否大于第一运载能力；若是，则获取第三运载能力对应全部轨道参数中的最大值，得到最大运载能力对应的轨道参数，运载火箭将航天器部署至最大第三运载能力对应的过渡轨道，航天器与运载火箭末子级分离，并自主变轨转移至目标轨道；若不是，则直接将航天器部署在目标轨道。本申请能够提升针对特定目标轨道的运载火箭部署能力和效率。
一种中低轨航天器部署任务模式优化设计方法

[发明专利]一种发动机喷流声效率影响因子确定方法及装置-CN202310167937.7在审
发明人：胡迪科;赵玉震;徐腾;于格;史韶莉;宁国富;宋攀;张亮 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2023-02-24 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机喷流声效率影响因子确定方法及装置，包括发动机总机械功率计算；发动机试车时布置一定数量声压级测点，对每个测点进行基于发动机试车的声压级测量和总声功率计算；根据发动机总声功率和发动机总机械功率的比值，确定每个测点声效率影响因子；对多个声效率影响因子取均值，作为本发动机的声效率影响因子。本发明的一种发动机喷流声效率影响因子确定方法，可确定各类发动机的喷流声效率影响因子，为后续精确应用喷流噪声工程预示方法、新型号喷流噪声快速预示提供支撑。
一种发动机喷流效率影响因子确定方法装置

[发明专利]一种采用内舱的双星串联构型-CN202110735985.2有效
发明人：杨赧;朱亮聪;宁国富;杨帆;董文丰;洪刚;张亮;张卫东;毛玉明;杨勇 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-06-30 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： B64G1/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种采用内舱的双星串联发射构型，包括如下部件：卫星整流罩、第一包带、第一卫星适配器、第一支撑舱、内舱A、内舱B、内舱C、第二包带、第二卫星适配器、第二支撑舱、内舱D、内舱E、二级仪器舱。设置于内舱B和内舱C的舱体分离弹簧装置；卫星整流罩与所述二级仪器舱和内舱E通过爆炸螺栓轴向连接，两个半罩通过线性连接解锁装置纵向连接，通过弹簧实现旋转分离。卫星整流罩筒段直径4.2m，采用冯卡门曲线前锥段，前锥段和筒段均采用全透波复合材料，倒锥段采用金属材料，靶场采用垂直推装合罩方式。
一种采用双星串联构型

[发明专利]一种助推器干扰气动热工程分析方法-CN202211216717.0在审
发明人：孙培杰;王立杨;严立;赵一霖;李双菲;吴佳林;包轶颖;沈子立;宁国富;张亮;张卫东;洪刚 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2022-09-30 - 公布日： 2023-01-31 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种助推器干扰气动热工程分析方法，包括：根据飞行弹道计算结果，获取得到不同时刻的空气来流参数；根据不同时刻的空气来流参数，计算得到不同时刻下的助推球头的激波角度；根据计算得到的助推球头的激波角度，确定激波直接冲击区域、第一区域和第二区域；将第一区域简化为球头驻点，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；将第二区域简化为锥面，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；根据边界层外缘参数计算结果和冷壁热流密度计算结果，形成捆绑运载火箭锥形助推器干扰气动加热环境。本发明可在运载火箭论证、方案初期或多弹道迭代过程中，快速给出一轮干扰气动加热计算情况，供开展箭体防热设计，评估载荷和强度问题。
一种助推器干扰气动工程分析方法

[发明专利]一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法-CN202110655104.6有效
发明人： 宁国富;杨赧;朱亮聪;杨帆;冯继航;洪刚;张亮;辛高波;李红兵;常东方 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-06-11 - 公布日： 2022-08-26 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
摘要：本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法，在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后，进行机动离轨；机动离轨结束后，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压，辅助动力系统持续工作，对末级进行姿态控制，消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作，对末级电气设备进行供电，消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理，确保末级火箭在轨不解体，并与卫星运行轨道有足够的安全距离，箭上不需新增阀门和管路。
一种运载火箭液氧煤油钝化方法

[发明专利]一种基于通用芯级的组合体回收火箭总体构型-CN202111394988.0在审
发明人：杨赧;张锦;朱亮聪;宁国富;杨帆;张卫东;洪刚;张亮;李红兵;宋攀 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-11-23 - 公布日： 2022-04-01 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于通用芯级的组合体回收火箭总体构型，包括如下部件：一级两台液氧煤油发动机、一级尾翼、一级尾段、一级后过渡段、一级煤油箱、一级箱间段、一级液氧箱、栅格舵、一二级级间段；二级两台液氧煤油发动机、二级煤油箱、二级箱间段、二级液氧箱、仪器圆盘、支承舱、适配器、包带连接解锁装置；两枚通用芯级助推器，每枚通用芯级助推器包括头锥、栅格舵、反作用推力系统、液氧箱、箱间段、煤油箱、后过渡段、两台液氧煤油发动机、尾段、着陆缓冲机构；前、中、后捆绑连接装置；卫星整流罩；设置于芯一级和助推器箱间段的反推火箭；设置于二级煤油箱的正、反推火箭。本发明在国内首次实现通用芯级组合体回收，提供了一种高效、可靠的组合体火箭回收方案，能够提高火箭落区安全性、大幅降低火箭发射成本。
一种基于通用组合回收火箭总体构型

[发明专利]一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法-CN202110653564.5在审
发明人： 宁国富;黄帅;朱亮聪;杨赧;董文丰;洪刚;张亮;辛高波;李红兵;宋攀 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-06-11 - 公布日： 2021-10-22 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明涉及一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，步骤一，计算耗关液位容积V；步骤二，根据贮箱容积数据，计算耗关液位容积V对应的耗关液位高度h；步骤三，在贮箱内高度h处安装两个耗关传感器组，所述两个耗关传感器组沿贮箱中心轴对称，每个耗关传感器组由两个耗关传感器并联构成；步骤四、两个耗关传感器组串联，向外发送耗关信号。本发明可以实现液体运载火箭耗关传感器液位高度设计，能够有效规避推进剂晃动影响，减少推进剂剩余量，有利于提高运载能力，并采用冗余设计，能够适应两个耗关传感器组各一个耗关传感器失效工况，显著提高系统故障适应能力，高可靠的获取耗关信号，确保火箭正常飞行。
一种新型液体运载火箭传感器设置方法

[发明专利]一种运载火箭卫星整流罩空调送风口导流结构-CN202110448763.2在审
发明人：严立;董文丰;孙培杰;向长征;张卫东;洪刚;张亮;包轶颖;杨帆;宁国富;赵一霖 -专利权人：上海宇航系统工程研究所
申请日： 2021-04-25 - 公布日： 2021-08-31 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：一种运载火箭卫星整流罩空调送风口导流结构，包括导流板[1]、导流头[2]、连接支架[3]；导流板[1]为圆柱面形状，导流头[2]的形状为部分球面，且导流头[2]安装在导流板[1]上形成一个整体；该整体通过连接支架[3]与整流罩[4]连接，且导流头[2]所在球面的球心位于整流罩上空调送风管[5]的轴线上；导流板[1]所在圆柱面的轴线与整流罩的轴线重合，且在空调风方向上导流板[1]的投影为一圆形，该圆形直径为D。该导流结构能有效解决空调风直吹、罩内温度不均及卫星整流罩内壁结露问题。
一种运载火箭卫星整流空调送风导流结构

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